Осевые компрессоры гтд реферат

Обновлено: 05.07.2024

Выпускная квалификационная работа является завершающим этапом изучения конструкции и технического обслуживания двигателя ЛА.

расширить знания по конструкции и ТО конкретных типов двигателей, и их узлов, систем и отдельных агрегатов;
получить навыки практического применения знаний при решении технических вопросов производственного характера;
научиться самостоятельно работать с технической литературой;
углубить знания по чтению технических чертежей;
получить практические навыки выполнения технических работ ;

Выпускная квалификационная работа является самостоятельной работой. Решения и техническое описание конструкции должны быть обоснованны теоретическими положениями с обязательной ссылкой на литературные источники. При этом следует учитывать требования безопасности и регулярности полетов, эксплуатационные требования и ремонтопригодность.

Назначение и требования, предъявляемые к компрессорам
Компрессор двигателя сжимает воздух перед поступлением его в наружный контур и камеру сгорания внутреннего контура.

степень повышения давления π _к= р*_к/ р*_вх;
секундный расход воздуха G_в, кг/с;
коэффициент полезного действия (КПД) — η_к.

возможно меньшие размеры и масса;
высокие значения КПД и оптимальное протекание характеристик в системе двигателя;

надежность и живучесть конструкции;

низкая стоимость создания, производства конструкции компрессора и возможность ее модернизации;
высокая эксплуатационная технологичность и контролепригодность.

В двигателях современной транспортной авиации наибольшее применение получили осевые компрессоры, к основным достоинствам которых можно отнести:

—возможность создания многоступенчатой конструкции, т.к. степень повышения давления в одной ступени не превышает 1,4 — 1,5

(у вентиляторов 1,6 — 1,8), а величина достигает значений 30 — 38 (и более). — высокую производительность по сравнению с центробежными компрессорами.
Эти преимущества являются результатом достижения более высоких входных скоростей потока и выбора более низких значений втулочного отношения на входе ( D = 0,3 - 0,35) по сравнению с другими типами компрессоров.
При этом рассматривается взаимная работа узлов двигателя (камеры сгорания, турбины, выходного устройства) на различных режимах работы двигате ля. Определенные таким образом основные параметры компрессора заносятся в технические условия на создание двигателя.

Основные типы компрессоров

В авиационных газотурбинных двигателях (ГТД) используются три основных типа компрессоров, отличающихся по направлению движения воздуха в проточной части: осевые, в которых движение потока воздуха происходит в среднем вдоль оси двигателя, центробежные, в проточной части которых воздух движется в радиальном направлении, и осецентробежные, состоящие из комбинации осевого и центробежного компрессоров.

Современное состояние и перспективы развития осевых компрессоров. Выбор прототипа двигателя и формы проточной части компрессора, расчет его основных размеров и технологическая схема сборки. Определение напряжения растяжения и смятия в рабочей лопатке.

Рубрика	Производство и технологии
Вид	курсовая работа
Язык	русский
Дата добавления	28.06.2011
Размер файла	1,0 M

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Пермский авиационный техникум им. А.Д. Швецова

Курсовая работа (проект)

Проект осевого компрессора ГТД

Исходные данные

1. Площадь проточной части на входе в компрессор - 0,73 м 2

2. Площадь проточной части на выходе из компрессора - 0,37 м 2

3. Частота вращения ротора - 8400 об/мин

4. Число ступеней - 4

5. Давление воздуха на входе в РК 1 ступени на расчетной высоте - 2,9*104 Н/м 2

1. Обоснование технических решений

1.1 Анализ исходных данных и выбор прототипа двигателя и формы проточной части компрессора

1.2 Расчет основных размеров компрессора

1.3 Конструкция с обоснованием

2. Расчеты на прочность

2.1 Расчет профильной части лопатки

2.2 Расчет хвостовика лопатки

2.3 Расчет выступа диска

2.4 Расчет диска на прочность

3. Технологическая схема сборки компрессора

Современное состояние и перспективы развития осевых компрессоров

Совершенствование летательных аппаратов требует совершенствования двигателя и его составных частей - компрессора.

Для этого необходимо:

- Снижение удельной массы;

- Уменьшение удельного расхода топлива за счет улучшения основных параметров и совершенствования конструкции;

- Повышение надежности и сокращение расходов и времени на техническое обслуживание;

- Снижение воздействия на окружающую среду.

Для сокращения числа ступеней турбины и повышения КПД необходимо увеличивать частоту вращения ротора. Однако в ТРДД с большой степенью двухконтурности, обеспечение оптимальной окружной скорости лопаток вентилятора с точки зрения прочности и аэродинамики требует уменьшения частоты вращения. Поэтому в ТРДД подобного типа для уменьшения частоты вращения ротора вентилятора его привод от турбины целесообразно осуществлять через редуктор.

Возможно также выполнение вентилятора и выходного направляющего аппарата, вращающихся в противоположные стороны. При этом степень повышения давления, равную 1,7, можно получить в дозвуковой ступени вентилятора, а не в сверхзвуковой, как в современных компрессорах. Это позволяет уменьшить массу вентилятора и повысить сопротивление разрушению рабочих лопаток при попадании посторонних предметов.

У высоконапорного компрессора с лопатки последних ступеней становятся очень малой длины, что приводит к резкому возрастанию концевых потерь. Для устранения этого недостатка целесообразно использовать центробежный компрессор, который может заменить ступеней осевого компрессора.

Конструктивные схемы перспективных двигателей имеют компрессор, состоящий либо из вентилятора, КСД и КВД, либо из вентилятора и КВД.

Для сохранения в эксплуатации параметров компрессоров ТРДД как для гражданских, так и для маневренных самолетов следует:

- Использовать жесткие роторы;

- Использовать для ротора и статора материалы, обеспечивающие минимальное значение радиальных и осевых зазоров без дополнительных мероприятий по охлаждению или нагреву корпуса;

- Применять лопатки компрессора малого удлинения и большой относительной толщины;

- Создавать конструкции вентилятора и разделительного корпуса, которые позволяют направлять большую часть посторонних частиц в наружный контур;

- Обеспечивать надежность уплотнений.

1. Обоснование технических решений

1.1 Анализ исходных данных и выбор прототипа двигателя и формы проточной части компрессора

Прототипом проектируемого компрессора является компрессор низкого давления двигателя Д-30, в соответствии с исходными данными: количество ступеней - 4, что исключает возможность применения компрессора в качестве компрессора высокого давления в двухконтурном ТРД, одноконтурном ТРД, а также в ТВД; давление воздуха на входе в РК 1 ступени - 2,9*104 Н/м 2 , что соответствует высоте полета 10 000 м, на таких высотах летают только самолеты, что также исключает применение компрессора на вертолетных ТВД. Поэтому проектируемый компрессор будет разрабатываться для каскада низкого давления ДТРД.

Форму проточной части компрессора рациональней сделать с постоянным средним диаметром, т.к. он сочетает в себе достоинства компрессоров с постоянным наружным и средними диаметрами (последние ступени находятся на диаметре, позволяющем сохранить напорность последних ступеней компрессора, и также имеют необходимые размеры для этого). Применение компрессора с постоянным средним диаметром упрощает конструктивную компоновку компрессора в ТРДД.

1.2 Расчет основных размеров компрессора

Определение диаметральных размеров на входе в первую ступень (относительный диаметр втулки) в соответствии с рекомендацией для каскада низкого давления ДТРД;

- наружный диаметр рабочего колеса первой ступени;

Определение диаметральных размеров на выходе из последней ступени

Определение ширины лопаток на внутреннем диаметре

Согласно рекомендациям методички:

Определение осевых и радиальных зазоров

Осевые зазоры между рабочими испрямляющими лопатками делаем 15% в соответствии с рекомендациями учебника для уменьшения веса компрессора.

Радиальные зазоры принимаем:

Где - наименьшая и наибольшая удельные величины зазоров, в соответствии с рекомендациями учебника - для первой ступени, - для средних ступеней, - для последней ступени;

- наружный диаметр колеса.

1.3 Конструкция с обоснованием

Ротор компрессора

Тип ротора выбирается в зависимости от окружной скорости на внутреннем диаметре проточной части и центробежной силы от массы рабочих лопаток.

- окружная скорость, - частота вращения ротора.

Я выбрал барабанно-дисковый тип ротора компрессора, потому что такой тип ротора позволяет применять его на расчетной окружной скорости, он имеет высокую изгибную жесткость при больших диаметрах и относительно простую конструкцию. Способ соединения дисков - торцевыми шлицами, с дополнительным центрированием центрирующей трубой, и стяжной трубой для стягивания дисков между собой. Такая конструкция отличается надежным центрированием на относительно больших диаметрах. А разборность конструкции позволяет легко заменять диски. Центрирование дисков осуществляется торцовыми шлицами и центрирующей трубой, передача крутящего момента осуществляется торцовыми шлицами, а передача осевых усилий происходит через стяжной болт.

Для повышения износостойкости и прочности лопаток первая рабочая лопатка выполнена титановой и имеет крепление типа ласточкин хвост, а также бандажные полки, повышающие вибропрочность лопаток. От осевого перемещения лопатки первого рабочего колеса фиксируются штифтом. Рабочие лопатки крепятся с помощью шарниров.

Шарнирное соединение лопаток с дисками позволяет лопаткам самоустанавливаться при действии на них центробежных сил. Также устраняются резонансные колебания лопаток. Износ и заедание в шарнире предотвращается твердой смазкой.

Материалы деталей компрессора:

- Диски рабочих колес - титановый сплав ВТ3, т.к. диски работают на температурах ниже 250 0 С, также титан обеспечивает высокую прочность дискам;

- Рабочие лопатки - 1 ступень - титановые для защиты от повреждения посторонними предметами, залетающими в двигатель, остальные ступени - алюминиевые АК4-1, т.к. температура лопаток не превосходит 250 0 С, и этот металл имеет не большой вес;

- Центрирующая труба - Сталь 12Х2Н4А, она обеспечивает надежное центрирование благодаря высокой твердости и прочности;

- Стяжной болт - Сталь 40Х2МА, т.к. сталь хорошо сопротивляется с удлинением.

Опоры ротора

Передний подшипник - роликовый для обеспечения осевого перемещения передней опоры при тепловом расширении деталей компрессора, борт под ролик выполнен на наружном кольце, центровка сепаратора осуществляется по внешнему кольцу подшипника для обеспечения удобства смазки подшипника.

Задняя опора располагается в промежуточном корпусе и содержит масляный демпфер, подшипник, форсунку с буртиком, регулировочное кольцо с гайкой для фиксации внутренней обоймы подшипника и лабиринтные уплотнения.

Задний подшипник - шариковый для удержания компрессора от осевого перемещения в результате действия газодинамических нагрузок при работе. Я применил трехточечный роликовый подшипник с разъемным внутренним кольцом для удобства сборки, он также выдерживает большие осевые и радиальные нагрузки, что необходимо для ротора большой массы.

Корпус компрессора

Корпус компрессора состоит из трех частей - переднего корпуса опоры, корпуса направляющих аппаратов и промежуточного корпуса опоры.

Передний корпус опоры - сварной, выполнен совместно с входным направляющим аппаратом и состоит из наружного силового кольца, опоры и решетки ВНА. Применение ВНА в качестве силовых стоек позволяет уменьшить осевые размеры компрессора и его вес. Передача усилия от подшипника на корпус компрессора происходит через решетку ВНА.

Средний корпус выполнен разборным по вертикали, на нем располагаются направляющие аппараты. Он состоит из четырех секций в соответствии с количеством ступеней компрессора. Крепление решетки направляющего аппарата к внутреннему кольцу осуществляется с помощью резьбового соединения. Конец лопатки направляющего аппарата, обращенный к внутреннему кольцу, выполнен в виде стержня с резьбой, который вставляется в отверстие в кольце и закрепляется гайкой. С обратной стороны лопатки имеется полка с отверстием, в котором прорезана резьба. Собранные с кольцом лопатки вставляются в корпус и с помощью болтов закрепляются в нем.

В промежуточном корпусе опоры располагаются задняя опора компрессора низкого давления и передняя опора компрессора высокого давления, также на нем располагаются агрегаты двигателя. В связи с этим промежуточный корпус испытывает большие нагрузки, поэтому он выполняется литым.

Благодаря вертикальному разъему корпуса компрессора достигается удобная центровка деталей статора, она также обеспечивается буртиками в местах стыка элементов корпуса.

Герметичность разъемов корпусов достигается применением специальных герметиков, а также близким расположением болтов, соединяющих корпуса.

- Корпус компрессора промежуточный - литой из алюминиевого сплава АЛ4, т.к. он очень легкий;

- Корпуса НА - листовой алюминиевый сплав АЛ4, т.к. он имеет небольшой вес.

ВНА выполняется совместно с передним корпусом опоры.

На данном компрессоре применена конструкция направляющего аппарата неконсольного типа. Один конец лопатки соединяется при помощи болтов к корпусу, а второй соединяется с нижним полукольцом гайкой. При этом увеличивается вибропрочность лопаток направляющего аппарата, их жесткость, также уменьшается перетекание воздуха благодаря лабиринтным уплотнениям, возможность применения которых возможна только в неконсольной конструкции направляющего аппарата. Лабиринты выполняются на роторе компрессора, а крышкой служит внутреннее кольцо корпуса с направляющим аппаратом.

- ВНА - титановый сплав ВТ3, т.к. рабочая температура ВНА не превышает 250 0 С;

- Направляющий аппарат - листовой дуралюмин Д1, т.к. они меньше нагружены, чем рабочие их температура не превосходит 250 0 С и этот металл имеет не большой вес.

Система смазки подшипников

Масляная система закрытая циркуляционная короткозамкнутая для обеспечения большой высотности масляной системы. Она состоит из подсистем: нагнетания, откачивания и суфлирования.

Масло из бака поступает к нагнетающему насосу, далее проходит через фильтр тонкой очистки и по трубопроводам в отверстия, предусмотренные для смазки и откачки в силовых стойках. Далее масло поступает к масляным форсункам, направленным на сепараторы подшипников. Использованное масло самотеком стекает в маслоотстойник опоры, откуда откачивающим насосом пройдя воздухоотделитель, удаляющий воздух из вспененного масла, и радиатор, охлаждающий воздух, качается в маслобак.

Противопомпажная и противообледенительная системы

Данный компрессор не имеет в себе элементов, предотвращающих неустойчивую работу, т.к. он имеет достаточно большие диаметральные размеры и площади проходных сечений, что уменьшает вероятность появления помпажа. Компрессор будет устанавливается в двигателе, имеющем двухроторную схему, что также увеличивает диапазон устойчивой работы. Все необходимые элементы, уменьшающие риск помпажа располагаются, в основном, на компрессоре высокого давления, т.к. он имеет больше ступеней. В нашем же случае ступени всего четыре.

В данном компрессоре необходима противообледенительная система для защиты лопаток входного направляющего аппарата от обледенения. Для этого через эти лопатки проходят каналы, в которые подается воздух из-за последних ступеней компрессора высокого давления. Над корпусом ВНА имеется воздушный коллектор, который сообщается с полостями лопаток ВНА, которые выполнены полыми. Таким образом идет обогрев лопаток и предотвращение их обледенения.

2. Расчеты на прочность

2.1 Расчет профильной части лопатки

Цель расчета: Определить напряжения растяжения в корневом сечении рабочей лопатки первой ступени.

Пермский авиационный техникум, Преподаватель: Почернеев В. М. , 16 стр.

Содержание:
Введение
Современное состояние и перспективы развития осевых компрессоров
Обоснование технических решений
Анализ исходных данных и выбор прототипа двигателя и формы проточной части компрессора
Расчет основных размеров компрессора
Конструкция с обоснованием:
Ротора компрессора
Опор ротора
Корпусов
ВНА и НА
Системы смазки и подшипников
Противопомпажной и противообледенительной системы
Расчеты на прочность
Расчет профильной части рабочей лопатки
Расчет хвостовика
Расчет замковой части диска
Расчет диска
Технологическая схема сборки компрессора
Заключение
Литература

Дополнительно: Расчет пера лопатик в екселе, чертеж (компас)

Галкин И.Н., Малиновский К.А. Энергетический расчет турбореактивного двигателя с форсажной камерой

формат djvu
размер 536.49 КБ
добавлен 08 ноября 2009 г.

1985 год 32 стр. МАТИ Курсовой проект турбо-реактивного двигателя. Методика энергетического расчета и взаимосвязанные с ней методики расчета скоростной и высотной характеристик турбореактивного двигателя. Приводятся примеры расчета.

Дипломный проект - Проект модуля подпорных ступеней для перспективного двигателя ближне - среднемагистральных самолетов гражданской авиации

формат doc, jpg, exe, xls, txt
размер 42.07 МБ
добавлен 18 ноября 2010 г.

Пермский государственный технический университет Аэрокосмическая кафедра (АКФ) Дипломный проект на тему Проект модуля подпорных ступеней для перспективного двигателя ближне – среднемагистральных самолетов гражданской авиации. Специальность: Авиационные двигатели и энергетические установки (АД и ЭУ) Руководитель проекта Ю. А. Берендорф, Л. С. Воронов Содержание расчетно-пояснительной записки: Обоснование выбора объекта исследования Анализ.

Курсовая работа - Проектирование осевой турбины авиационного двигателя JT9D20 - СГАУ

формат doc, cdw
размер 355.17 КБ
добавлен 31 марта 2010 г.

В данной курсовой работе был произведен расчет диаметральных размеров турбины высокого давления, построено меридиональное сечение проточной части, выполнен кинематический расчет ступени на среднем диаметре и расчет параметров по высоте лопатки при законе закрутки ?=const с построением треугольников скоростей на входе на выходе из РК в трех сечениях (втулочном, периферийном и сечении на среднем диаметре). Рассчитан профиль лопатки рабочего колеса.

Курсовой проект - Компрессор ТРДД PW2037 (Боинг 757) - СГАУ

формат jpg, cdw, docx
размер 35.33 МБ
добавлен 20 мая 2010 г.

Курсовой проект - Проект конструкции узла турбины компрессора ТваД

формат doc, dwg, xls
размер 400.29 КБ
добавлен 22 сентября 2010 г.

ПГТУ, АКФ, Конструкция газотурбинных двигателей, 2008 год, Воронов Л. В. , 54стр. Объектом проектирования является осевая газовая турбина энергетической установки. Цель работы – разработка конструкции газовой турбины, расчет на прочность и колебания основных элементов турбины. Содержание. Введение. Конструкторская часть. Выбор и обоснование формы проточной части ТС. Выбор и обоснование конструктивной схемы ТС. Выбор, расположение и типы опор рот.

Курсовой проект - Разработка конструкции узла ТВД газотурбинной установки

формат cdw, docx
размер 1.19 МБ
добавлен 07 марта 2011 г.

УГАТУ, 160301, 5 курс/9 семестр, 51 страница. В данном курсовом проекте спроектирован узел турбины высокого давления, на базе прототипа ТВД газотурбинного двигателя АЛ31СТН наземной газоперекачивающей установки. Курсовой проект включает в себя: - расчёт на прочность рабочей лопатки турбины; - расчёт соединения рабочей лопатки с диском; - расчёт на прочность диска турбины; - расчет критических частот вращения ротора турбины; - патентные иссл.

Курсовой проект - Термогазодинамический расчет компрессора и турбины двигателя АЛ31СТН

формат xls, docx, cdw
размер 577.48 КБ
добавлен 07 марта 2011 г.

УГАТУ, 160301, 4 курс/8 семестр, пояснительная записка 71 стр, чертежи разработанных профилей лопаток турбины и компрессора (4 формата). В данном курсовом проекте выполнен термогазодинамический расчет компрессора и турбины высокого давления турбореактивного двигателя АЛ-31СТН наземной газоперекачивающей установки. Курсовой проект состоит из следующих разделов: - согласование КВД и ТВД; - газодинамический расчет КВД по среднему диаметру; - газо.

Курсовой проект - Турбина ТРДД JT9D пассажирского самолета среднемагистральных воздушных линий - СГАУ

формат cdw, jpg, doc
размер 4.35 МБ
добавлен 31 марта 2010 г.

Павленко Г.В., Волов А.Г. Газодинамический расчет осевой газовой турбины

формат pdf
размер 3.53 МБ
добавлен 29 октября 2010 г.

Учебное пособие. 2007. С. 76. Изложены основные соотношения газодинамического расчета ступени осевой газовой турбины на среднем радиусе. Описана программа газодинамического расчета многоступенчатой газовой турбины на ЭВМ. Приведены инструкция по использованию этой программы и примеры расчета по ней газовых турбин авиационных и стационарных газотурбинных двигателей, а также утилизационного турбодетандера и биротативной турбины. Для студентов, выпо.

Рабочий процесс в осевой ступени турбины (научно-популярный фильм)

формат avi
размер 44.81 МБ
добавлен 06 декабря 2011 г.

Директор картины Адаменко В., Киевская киностудия научно-популярных фильмов, 1972 г. "Вузфильм", СССР, продолжительность фильма 10 минут. В фильме показываются процессы, протекающие в ступени осевой турбины.rn

Основными принципиальными элементами устройства осевого компрессора являются расположенные попарно венцы вращающихся и неподвижных лопаток. Каждый венец вращающихся лопаток образует рабочее колесо (РК), а каждый венец неподвижных лопаток - спрямляющий аппарат (СА).

Каждая пара РК и СА представляет собой ступень компрессора, т.е. секцию, в которой полностью реализуется его принцип действия с соответствующим повышением давления.

Сочетание ступеней в осевом компрессоре осуществляется конструктивно сравнительно просто, поскольку в нем каждая частица воздуха движется по траекториям, почти равноотстоящим от оси компрессора (отсюда компрессоры и получили название осевых). При допустимом уровне гидравлических потерь возможное повышение давления в одной ступени относительно невелико, поэтому компрессоры всегда выполняются многоступенчатыми.

Благодаря сжатию воздуха плотность его в каждой ступени возрастает, и при неизменном массовом расходе, объемный расход воздуха падает. Поскольку осевая скорость движения воздуха в компрессоре изменяется несильно, то это приводит к необходимости уменьшения проходных сечений, поэтому высоты лопаток по ходу движения воздуха уменьшаются.

2. Исходные данные

Рабочее тело – воздух.

– давление на входе в компрессор.

– температура на входе в компрессор.

– адиабатный КПД компрессора.

G = 12 кг/с – расход воздуха.

– степень повышения давления.

k =1,4 – показатель адиабаты.

R=287,4 Дж/кгК – газодинамическая постоянная.

– изобарная теплоёмкость.

– окружная скорость. Компрессор дозвуковой.

Описание:
Введение
Современное состояние и перспективы развития осевых компрессоров
1. Обоснование технических решений
1.1. Анализ исходных данных и выбор прототипа двигателя и формы проточной части компрессора
1.2. Расчет основных размеров компрессора
1.3. Конструкция с обоснованием:
1.3.1. Ротора компрессора
1.3.2. Опор ротора
1.3.3. Корпусов
1.3.4. ВНА и НА
1.3.5. Системы смазки и подшипников
1.3.6. Противопомпажной и противообледенительной системы
2. Расчеты на прочность
2.1. Расчет профильной части рабочей лопатки
2.2. Расчет хвостовика
2.3. Расчет замковой части диска
2.4. Расчет диска
3. Технологическая схема сборки компрессора
4. Заключение
5. Литература
II. Спецификация

Заключение
Курсовой проект по конструкции авиационных двигателей является конструкторской работой, в результате которой студент приобретает навыки и знания правил, норм и методов конструирования. Выполнение проекта базируется на знаниях физико-математических и общетехнических дисциплин: математики, конструкции авиационных двигателей, машиностроительного черчения и др.
Основные требования, предъявляемые к создаваемому компрессору: высокая степень сжатия, надёжность, технологичность, ремонтопригодность, минимальные габариты и масса, удобство эксплуатации. Все эти требования учитывают в процессе проектирования и конструирования.
В процессе работы над проектом, было выполнено следующее: дан анализ значения и условий, в которых находится каждая проектируемая деталь и наиболее рациональное конструктивное решение с учётом технологических, монтажных и эксплуатационных требований.
В процессе выполнения курсового проекта были систематизированы, закреплены и расширены теоретические знания, а также развиты расчётно-графические навыки и принятие самостоятельных технических решений.

Комментарии: Пермский авиационный техникум им. А. Д. Швецова
Курсовой проект отличный, защищался отлично!
16 лис. А4, 2 лис. А1
Удачи на защите!!
Исходные данные:
1. Площадь проточной части на входе в компрессор – 0,73 м2
2. Площадь проточной части на выходе из компрессора – 0,37 м2
3. Частота вращения ротора – 8400 об/мин
4. Число ступеней – 4
5. Давление воздуха на входе в РК 1 ступени на расчетной высоте – 2,9*104 Н/м2

Читайте также: